畢 業(yè) 設 計（論 文）任 務 書
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設計（論文）題目：
機翼機身對接結構數(shù)值分析
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學生姓名：
專????業(yè)：
所在學院：
指導教師：
職????稱：
發(fā)任務書日期：年月日
任務書填寫要求
1．畢業(yè)設計（論文）任務書由指導教師根據(jù)各課題的具體情況填寫，經學生所在專業(yè)的負責人審查、系（院）領導簽字后生效。此任務書應在畢業(yè)設計（論文）開始前一周內填好并發(fā)給學生。
2．任務書內容必須用黑墨水筆工整書寫，不得涂改或潦草書寫；或者按教務處統(tǒng)一設計的電子文檔標準格式（可從教務處網頁上下載）打印，要求正文小4號宋體，1.5倍行距，禁止打印在其它紙上剪貼。
3．任務書內填寫的內容，必須和學生畢業(yè)設計（論文）完成的情況相一致，若有變更，應當經過所在專業(yè)及系（院）主管領導審批后方可重新填寫。
4．任務書內有關“學院”、“專業(yè)”等名稱的填寫，應寫中文全稱，不能寫數(shù)字代碼。學生的“學號”要寫全號，不能只寫最后2位或1位數(shù)字。
5．任務書內“主要參考文獻”的填寫，應按照《金陵科技學院本科畢業(yè)設計（論文）撰寫規(guī)范》的要求書寫。
?6．有關年月日等日期的填寫，應當按照國標GB/T 7408—94《數(shù)據(jù)元和交換格式、信息交換、日期和時間表示法》規(guī)定的要求，一律用阿拉伯數(shù)字書寫。如“2002年4月2日”或“2002-04-02”。
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1．本畢業(yè)設計（論文）課題應達到的目的：
? 本畢業(yè)設計課題的主要目的是培養(yǎng)學生綜合運用所學的基礎理論、專業(yè)知識和專業(yè)基本技能分析和解決實際問題，訓練初步應用CATIA和ANSYS軟件對機翼與機身對接機構進行建模與有限元分析的能力，著重培養(yǎng)以下幾方面： 1．調查研究、中外文獻檢索、閱讀與翻譯的能力； 2．綜合運用基礎理論、專業(yè)理論和知識分析解決實際問題的能力； 3．查閱和使用專業(yè)設計手冊的能力； 4．應用CATIA和ANSYS軟件對進行建模與有限元分析的能力； 5．撰寫設計說明書（論文）的能力。
2．本畢業(yè)設計（論文）課題任務的內容和要求（包括原始數(shù)據(jù)、技術要求、工作要求等）：
? （1） 熟悉并理解機翼機身對接結構與受力特點；（2） 熟悉和掌握CATIA和ANSYS軟件；（3） 應用ANSYS軟件對機翼機身對接結構進行建模和力學分析。
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3．對本畢業(yè)設計（論文）課題成果的要求〔包括圖表、實物等硬件要求〕：
1.外文參考資料及譯文（附原文）； 2.畢業(yè)設計開題報告一份； 3.三維模型一份； 4.有限元分析結果說明一份。
4．主要參考文獻：
[1] 吳相憲，王正為，黃玉堂主編.實用機械設計手冊.中國礦業(yè)大學出版社，1993. [2] 王洪欣，李木，劉秉忠主編.機械設計工程學[M].中國礦業(yè)大學出版社，2001. [3] 唐大放，馮曉寧，楊現(xiàn)卿主編.機械設計工程學[M].中國礦業(yè)大學出版社，2001. [4] 中國紡織大學工程圖學教研室等編.畫法幾何及工程制圖.上?？茖W技術出版社，1997. [5] 史美堂主編.金屬材料及熱處理.上?？茖W技術出版社，1983. [6] 蘇翼林主編.材料力學.高等教育出版社，1980. [7] 顧崇銜主編.機械制造工藝學.陜西科學技術出版社，1999. [8] 詹熙達主編.CATIA V5R20曲面設計教程. 北京：機械工業(yè)出版社,2013. [9] 詹熙達主編.CATIA V5R20快速入門教程. 北京：機械工業(yè)出版社,2011. [10] 劉文珽，羅毅，童明波．概率損傷容限分析模型研究[J]．航空學報，1993，14（3）：136-139． [11] 劉文珽等．概率斷裂力學與概率損傷容限/耐久性[M]．北京航空航天大學出版社，1998. [12] 羅毅，黃培彥，劉文珽．裂紋擴展壽命安全可靠性分析模型研究[J]．北京航空航天大學學報，2002，28（1）：113-115. [13] 杜永恩．概率損傷容限分析體系及其關鍵技術的研究[D]．西安：西北工業(yè)大學，2014. [14] K.Y. Lin and A.V. Styuart. Probabilistic approach to damage tolerance design of aircraft composite structures [J]. Journal of Aircraft, 2007,44(4):1309-1317. [15] Spencer B F，Tang J. Markov Model for fatigue crack growth [J]. Journal of Engineering Mechanics，1998,114:2134-2157.
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5．本畢業(yè)設計（論文）課題工作進度計劃：
2015.12.16-2.16.3.9 畢業(yè)實習調研，完成開題報告、中英文翻譯、論文大綱 2016.3.19-2016.4.25 提交論文草稿，4月中旬中期檢查 2016.4.26-2016.5.6 提交論文定稿 2016.5.6-2016.5.13 準備答辯 2016.5.13-2016.5.26 答辯，成績評定，修改完成最終稿
所在專業(yè)審查意見：
?通過?
負責人： ??????????? ?2016? 年??? 1 ?月???18 ?日
畢 業(yè) 設 計（論 文）開 題 報 告
設計（論文）題目：
機翼機身對接結構數(shù)值分析
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學生姓名：
專????業(yè)：
所在學院：
指導教師：
職????稱：
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?年? ?月??日 ?
開題報告填寫要求
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1．開題報告（含“文獻綜述”）作為畢業(yè)設計（論文）答辯委員會對學生答辯資格審查的依據(jù)材料之一。此報告應在指導教師指導下，由學生在畢業(yè)設計（論文）工作前期內完成，經指導教師簽署意見及所在專業(yè)審查后生效；
2．開題報告內容必須用黑墨水筆工整書寫或按教務處統(tǒng)一設計的電子文檔標準格式打印，禁止打印在其它紙上后剪貼，完成后應及時交給指導教師簽署意見；
3．“文獻綜述”應按論文的框架成文，并直接書寫（或打?。┰诒鹃_題報告第一欄目內，學生寫文獻綜述的參考文獻應不少于15篇（不包括辭典、手冊）；
4．有關年月日等日期的填寫，應當按照國標GB/T 7408—94《數(shù)據(jù)元和交換格式、信息交換、日期和時間表示法》規(guī)定的要求，一律用阿拉伯數(shù)字書寫。如“2004年4月26日”或“2004-04-26”。
5、開題報告（文獻綜述）字體請按宋體、小四號書寫，行間距1.5倍。
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畢 業(yè) 設 計（論文） 開 題 報 告
1．結合畢業(yè)設計（論文）課題情況，根據(jù)所查閱的文獻資料，每人撰寫不少于1000字左右的文獻綜述：
機翼機身對接接頭設計是飛機結構設計的一個重要環(huán)節(jié)，其設計的好壞嚴重關系到飛機的飛行性能和使用安全，飛機結構設計載荷系數(shù)的產生和發(fā)展，提出在飛機結構設計中用可靠性安全系數(shù)替代傳統(tǒng)安全系數(shù)的觀點。介紹分析了機翼機身對接設計思想和接頭耳片受力特性，提出了改善機翼機身對接區(qū)域傳力特性的設計方法。采用實體建模三維有限元方法，對飛機翼身對接主承力接頭進行傳力特性分析，對機身半框模型、機翼主梁—機身橫梁組合模型在CATIA下計算結果進行了評價,然后用ANSYS軟件進行有限元分析。根據(jù)結構設計要求和結構限制條件，優(yōu)化結構設計參數(shù)，從結構尺寸、重量、疲勞危險部位應力水平、對氣動力的影響以及裝配工藝性等方面對加強型和改進型設計方案進行了比較分析。疲勞斷裂起始于結構細節(jié)，對疲勞危險關鍵部位進行了損傷容限評定，提出了提高結構抗疲勞斷裂能力的措施。機翼主梁與機身橫梁的對接接頭通過超高強度螺栓連接在一起，而機翼主梁又是機翼的重要承載構件，所以機翼所受的外載荷主要是通過機翼主梁與機身橫梁的連接傳遞到機身上實現(xiàn)平衡的。結構連接處是飛機失效或者疲勞破壞頻繁發(fā)生的地方，因此該聯(lián)接的設計分析對飛機結構設計是十分重要的。本文中考慮實際情況合理估算幾何參數(shù)，然后采用CATIA對機身橫梁和機翼主梁進行三維建模，再將對分析重點部位影響較小的、容易引起應力集中的工藝孔等去掉，以便使得分析結果更為合理。提出將CATIA中實體導入ANSYS進行分析的方法，并在用適當方法將模型導入ANSYS后進行適當布爾運算并對材料性質、單元類型等進行設定?？偨YANSYS網格劃分方法并總結網格劃分的注意事項等，然后進行合理網格劃分。提出模擬接觸行為的方法，并定義考慮摩擦的接觸對，以實現(xiàn)接觸分析。提出對螺栓預緊行為進行模擬的方法，即預緊力單元法，創(chuàng)建預緊力截面、生成預緊力單元并施加預緊力。對飛機機翼及其主梁的受力情況進行分析，然后對結構的受力進行合理估算。因為實體單元只有三個自由度，無法直接施加彎矩和剪力，所以提出施加剪力和彎矩的方法。最后施加載荷和邊界條件。采用適當求解器并定義各求解項，然后進行合理求解。對計算過程中提示的錯誤信息進行分析解決，最后保證該考慮摩擦的接觸分析收斂。在對上述分析的結果進行研究分析后對結構進行簡化，對簡化結構進行參數(shù)影響分析，對簡化結構的耳片厚度、螺栓預緊力大小等進行改進以實現(xiàn)優(yōu)化。 主要參考文獻 [1] 吳相憲，王正為，黃玉堂主編.實用機械設計手冊.中國礦業(yè)大學出版社，1993. [2] 王洪欣，李木，劉秉忠主編.機械設計工程學[M].中國礦業(yè)大學出版社，2001. [3] 唐大放，馮曉寧，楊現(xiàn)卿主編.機械設計工程學[M].中國礦業(yè)大學出版社，2001. [4] 中國紡織大學工程圖學教研室等編.畫法幾何及工程制圖.上海科學技術出版社，1997. [5] 史美堂主編.金屬材料及熱處理.上?？茖W技術出版社，1983. [6] 蘇翼林主編.材料力學.高等教育出版社，1980. [7] 顧崇銜主編.機械制造工藝學.陜西科學技術出版社，1999. [8] 詹熙達主編.CATIA V5R20曲面設計教程. 北京：機械工業(yè)出版社,2013. [9] 詹熙達主編.CATIA V5R20快速入門教程. 北京：機械工業(yè)出版社,2011.
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2．本課題要研究或解決的問題和擬采用的研究手段（途徑）：
本課題所要研究及解決的問題：本課題是機翼機身對接機構數(shù)據(jù)分析，需要在給出和查閱到的設計基本資料上完成該裝置的數(shù)據(jù)分析。需要研究及解決的問題如下： ( 1） 熟悉并理解機翼機身對接結構與受力特點；（2） 熟悉和掌握CATIA和ANSYS軟件；（3） 應用ANSYS軟件對機翼機身對接結構進行建模和力學分析。擬采用的研究手段（途徑）： 1、文獻收集 廣泛收集與機翼機身對接結構技術相關的資料； 2、實踐與實習 通過大量的數(shù)據(jù)來進行設置的計算機控制系統(tǒng)建立。 3、運用CATIA設計軟件進行裝置圖繪制； 4、結合指導老師的指點，分進度，分階段實施，并對相關問題展開研究。 5、利用有限元分析軟件ANSYS對懸浮力進行仿真計算。
畢 業(yè) 設 計（論文） 開 題 報 告
指導教師意見：
1．對“文獻綜述”的評語：
通過文獻綜述，該生對機身機翼對接接頭國內外研究現(xiàn)狀有了較基本的認識，下一步繼續(xù)努力通過CATIA和Ansys軟件對對機身機翼對接接頭進行建模分析研究。
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2．對本課題的深度、廣度及工作量的意見和對設計（論文）結果的預測：
本課題深度和工作量適中，具有一定的工程應用價值，相信通過該生對機身機翼對接接頭的有限元分析，在飛機設計時對對接接頭設計時具有一定的參考價值。
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3.是否同意開題：√ 同意 □ 不同意
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???????????????????????????????????? ??指導教師：??????????????
???????????????????????????????????????? 2016 年?? 03 月?? 08 日
所在專業(yè)審查意見：
同意
???????????????????????????????????????? 負責人：??????????????
?????????????????????????????????????????? 2016 年??? 03 月?? 09 日
美國飛機工業(yè)協(xié)會科技2014-1529
美國飛機工業(yè)協(xié)會科技
1月13至17年，馬里蘭州國家港口
第五十五屆美國飛機工業(yè)協(xié)會/美國機械工程師協(xié)會/美國土木工程師協(xié)會/美國直升飛機協(xié)會/ 高級科學計算機的結構，結構動力學，材料會議
概率損傷容限分析的序列重要性抽樣
基思戟*和勒魯瓦M.菲茨沃特?
波音飛機公司，芝加哥，伊利諾斯，60605
概率損傷容限分析由一個不確定的方法來評估一個維修策略的損傷容限的結構部件受退化，如疲勞裂紋。在這種方法中，進行了一個維護策略的分析，以確定是否保持指定的安全級別，作為測量由單一飛行的概率的故障，并預測未來的維修。描述了一種通過飛行服務生命飛行所得的采樣方法，并對模型進行了修正，可以很容易地估計出故障的單次飛行概率。通過實例表明，該方法可以匹配的直接采樣蒙特卡洛模擬的結果，這些結果相比，一個流行的軟件包。此外，這種方法的靈活性，證明通過求解一個擴展版本的問題，是更現(xiàn)實的和不能解決使用目前可用的軟件。
命名
CDF
DS
= 累積分布函數(shù)
= 直接采樣
FH
= 飛行小時
IS
= 重要性抽樣
MC
= 蒙特卡洛
PDTA
POD
PF
= 概率損傷容限分析
= 檢測概率
= 粒子濾波
PROF
SFPOF
= 骨折概率（戴頓大學研究院軟件）
= 單一飛行故障概率
Ⅰ 簡介
概率破壞公差分析(PDTA)涉及維護策略的評估航空航天結構受疲勞裂紋而將各種量表示為隨機變量,而不是傳統(tǒng)的確定性方法破壞公差分析。在第二部分評審PDTA問題。在以前work1本文的作者提出了一個直接抽樣(DS)蒙特卡羅(MC)方法單一飛行失效概率的估計(SFPOF)組件受疲勞裂紋可能會或可能不會包括未來安排檢驗。結果表明,一個受歡迎的PDTA工具稱為Fracture2概率,或PROF,傾向于高估SFPOF例如文檔的問題。雖然DS MC程序是有效的,但它是低效的,因為它利用直接輸入隨機變量的抽樣估計的概率出現(xiàn)罕見的事件。MC常規(guī)的結果,而耗費時間,可用于驗證其他方法由于DS MC背后的邏輯是很容易防守。DS MC常規(guī)第三章總結了。
序貫重要性采樣3 PDTA問題提出方法。傳統(tǒng)的重要性抽樣(是)需要增加抽樣的樣本空間的一部分將有助于更快的收斂的MC估計。序貫重要性采樣的擴展是一個持續(xù)的進程或時間序列。這種方法是一種粒子濾波(PF)——注意PF縮寫是引用中使用這種方法,詳細討論了在第四節(jié)。V節(jié)幾個PDTA問題描述和使用討論解決方法。PDTA PF方法是非常靈活的,可以解決更復雜的版本的PDTA問題;這是在第六部分通過描述和解決一個擴展示例問題,允許更多的現(xiàn)實主義關于后裂紋修復的行為。最后,發(fā)現(xiàn)第七節(jié)和結論進行了總結。
II PDTA問題說明
本文的分析僅限于特定的表征PDTA問題;專門PROF所描述的軟件的問題(盡管一個擴展是在第六節(jié))。這個問題范圍定義如下:
l 0秒時存在缺陷,這是一個隨機變量的大小
l 斷裂韌性是一個隨機變量
l 裂紋擴展是一個確定性的函數(shù)運行的飛行小時
l 歸一化應力強度是一個確定性的裂紋長度的函數(shù)
l 最大作用應力/飛行是獨立于flight-to-flight和遵循概率分布
l 裂紋大小、斷裂韌性和最大作用應力/飛行是相互獨立
這種分析的目標是為每個航班估計SFPOF壽命和裂紋檢測的概率估計(PCD)為每個安排檢查。SFPOF使用以下定義:
對于單個組件,單航班(SFPOF)的故障概率,對指定的未來飛行,結構失效的概率會發(fā)生在指定的飛行,考慮到結構幸存了下來,飛行和允許恢復或執(zhí)行預防性維護之前飛行。SFPOF提出如下方程澄清解釋。每個飛行是一個離散事件的組件要么生存要么它會失敗。假設是飛行的失敗,代表補充飛行(生存),飛行的興趣。事件之前,所有航班生存和感興趣的飛行失敗
這是書面的概率
這不是SFPOF,相反,SFPOF感興趣的飛行失敗的概率是給定前一航班的生存。指出生存或失敗的后續(xù)航班不是獨立的,得到如下:
在上面的方程SFPOF是第二個因素。以下方程利用DS MC常規(guī):
PROFv3.1使用故障率計算SFPOF方法。根據(jù)PROF手冊《故障率函數(shù)…被定義為生命的條件概率密度時,考慮到結構歷經時間t》。這是一個連續(xù)時間的解釋,而不是一個序列的表示的航班為一系列離散的事件。PROF的做法是不被認為是這項工作從理論的角度來看,相反,只是PROF的結果比直接抽樣方法。這是一個連續(xù)時間的解釋,而不是一個序列的表示的航班為一系列離散的事件。PROF的做法是不被認為是這項工作從理論的角度來看,相反,只是PROF的結果比直接抽樣方法。
最明確、直觀的方法來計算生命周期flight-by-flight SFPOF是模擬,只有移動到下一個航班上使用壽命如果當前飛行。當故障發(fā)生時,停止試驗,因此所有故障發(fā)生后生存——即之前的航班。,對于飛行t這是事件SFPOF可以使用上面的公式計算的任何飛行壽命提供有足夠數(shù)量的試驗。這種方法是描述在下一節(jié)中,其中一些額外的細節(jié)關于概率破壞公差分析。
III 直接采樣(DS)蒙特卡羅(MC)方法
估計的SFPOF對應于上述定義可以通過反復模擬結構特征的生命周期和觀察第一次失敗。每個生命周期由一個MC審判。在每個試驗中生成必要的變量是直接從各自的概率分布和整個生命周期模擬flight-by-flight直到失敗是觀察。例如,如下幾個試驗將繼續(xù)進行。
l 試驗1:飛行1幸存,飛行2幸存…飛行6544幸存,飛行6544失敗
l 試驗2:飛行1幸存,飛行2幸存…飛行5212幸存,飛行5213失敗
l 試驗3:飛行1幸存,飛行2幸存…飛行7104幸存,飛行7105失敗
SFPOF可以估計任何選定航班給予足夠的MC常規(guī)的試驗。假設有試驗,是飛行感興趣的n,是失敗的第一次飛行t試驗,r1是一個指標函數(shù)i和I,等于1時,聲明是真的,否則0。SFPOF是首次失敗飛行試驗的比例除以生存飛行t的比例,或
三個隨機變量是參與解決PDTA問題使用這種方法:初始裂紋長度a0,斷裂韌性kc,每個航班的最大作用應力, σmax、a0和kc是每個常數(shù)未知但不改變flight-to-flight在審判。一個獨立于從flight-to-flight flight-to-flight和其值的變化。因此在每次試驗中單個值的a0,kc的單個值,一個值的σmax飛行必須生成的使用壽命。
此外,可能會有安排檢查在使用壽命(假設檢驗時間提前設置)。在每個試驗中裂紋長度是已知的,包括檢查的時候。檢測概率(POD)曲線是利用——指定檢驗方法的能力——確定的概率發(fā)現(xiàn)裂紋。在給定的檢驗,如果裂紋尺寸a,發(fā)現(xiàn)裂紋和修復的概率圓莢體(a)。來確定裂紋試驗中發(fā)現(xiàn),生成Bernoilli隨機變量(即有偏見的硬幣翻轉)。如果發(fā)生維修然后生成一個新的裂紋大小a0,這次從修復的初始裂紋尺寸分布、MC試驗仍在繼續(xù)。如果沒有找到另一方面裂縫,裂縫的長度a試驗仍在繼續(xù)。流程圖為單個試驗的DS MC常規(guī)。
III-1 -直接抽樣蒙特卡羅程序
上面描述的DS MC常規(guī)相當緩慢的收斂,因為特定的未來戰(zhàn)斗的失敗是一種罕見的事件。如果沒有檢查的重要性抽樣修改上面的可以使用,這樣收斂迅速發(fā)生。在下一節(jié)中討論,討論仍在部分V。
IV 序貫重要性采樣方法(即粒子濾波)
在IS中,樣本空間的部分最感興趣的是取樣更頻繁。在MC方法獲得無偏估計,計算每個樣本的重要性權重值。不尋常的采樣點越多,降低體重。與MC DS估計獲得通過算術平均每個樣本的估計。是,利用加權平均代替。之前的討論。這不是一個完整的治療和純粹是為了指出相關的方面。讓x1,x2 ....xn ，n獨立同分布(先驗知識)從一個分布密度f(x)。那么x的期望是:
在許多情況下可以更高效的如果有增加模擬抽樣在某些特定地區(qū)。這是通過利用抽樣分布g(x),而不是實際分布f(x),抽樣分布的選擇,這樣的支持是相同的(f(x)和g(x)可以產生相同的值),g(x)是重的密度比f(x)在該地區(qū)的利益。假設i.i.d.樣本的大小n從密度分布g(x)。被定義為的權重函數(shù)
在這種情況下,(公正)X期望是:
注意,一個國家可能是由多個隨機變量表示。在PDTA問題狀態(tài)是由斷裂韌性kc和裂紋長度a。實際和采樣聯(lián)合分布fa,kc(x,y)和ga,kc(x,y)。這種并發(fā)癥并不困難,因為a 和kc是獨立的(更多內容見下文)。
IS的擴展可能是用于一個演進的過程。在序貫重要性采樣方法——或PF方法獲得的初始狀態(tài)可能通過DS或。在這種方法中每個樣本被稱為一個粒子,因此每個粒子是一個向量的參數(shù)定義粒子。每個粒子的參數(shù)之一是重量。每個粒子的重量可以隨時間變化的證據(jù)是觀察和在這種方法中權重的總和必須通過規(guī)范化管理,他們總是和一個。
更正式,模型的狀態(tài)是由x0,x1,……xt,t是當前飛行和每個x是一組向量值粒子,每個指定的模型參數(shù)值。一般參數(shù)組成狀態(tài)是不明顯的。這個過程必須一階馬爾可夫過程,這樣下一個狀態(tài)只依賴當前狀態(tài)。這可以寫除了可能存在可觀測量y0,y1,....yt,與xs有關。觀察y是條件獨立假設x是已知的當前狀態(tài)。結果;也就是說,yt只取決于xt。在任何時間t的一組n粒子加權表示當前狀態(tài)的近似分布考慮到以前的觀測, 。每個粒子的權重wi代表每個粒子代表真正的底層的相對可能性狀態(tài),和。
PDTA這個實現(xiàn)的問題,單個粒子為裂紋長度由價值a,kc斷裂韌度值和一個重要性重量w。也就是說,粒子Xi向量值: 。國家的進化從flight-to-flight一階馬爾可夫由于裂紋長度和斷裂韌性在下次飛行只取決于這些值為當前飛行。SFPOF失敗的概率是生存的利益,因此在每個航班的調整權重來反映失敗之前并沒有發(fā)生。為此,在每個飛行模型條件生存之前的航班,包括一個可觀測量yt飛行t的代表生存。這空調是一個貝葉斯規(guī)則的應用。模型通過使用壽命flight-by-flight,利用貝葉斯規(guī)則更新粒子權重反映了證據(jù)表明前飛行t - 1幸存下來,即yt-1=TRUE. 這些粒子有一個相對較高的失效概率在前面飛行不太可能代表真相,因為沒有發(fā)生故障。注意,失敗并不顯式地發(fā)生在PF常規(guī);相反,每個航班的失效概率計算,隨后有人斷言失敗不會發(fā)生(調整重要性權重結果)。表明,這種生存條件收益率SFPOF結果可比性的DS MC常規(guī)也明確模擬故障(利用降低樣本大小來反映之前發(fā)生一些故障)。
有幾個發(fā)行版之一必須能夠樣本為了利用這種方法。首先,必須能夠生成初始狀態(tài)x0,通常提出的一些問題因為方便分布的家庭可以選擇每個隨機變量來表示。接下來,過渡分布,需要,它定義了如何演變從一個飛往下一個狀態(tài)。PF過渡通常是隨機分布,但它可能是確定的。最后,一個必須能夠計算可能性分布、,可觀測變量的可能結果的概率(s)在時間給定狀態(tài)的時間t。
在PROF-style PDTA分析,從flight-to-flight過渡是決定性的,因為確定性假設裂紋增長,因為kc是未知常數(shù)從flight-to-flight認為是不變的。最后,每個航班的可觀測變量的生存,因此yt∣xt是一個布爾值隨機變量,必須能夠計算單個航班的生存概率給定的當前狀態(tài)。這是在下面討論。
粒子的集合是一個近似n的聯(lián)合分布對于任何飛行t。因此這組可以用來估計任何數(shù)量的興趣是a0的函數(shù)或kc,如SFPOF或纖毛運動。方法本質上是由計算每個粒子的估計如果a0的值和kc粒子是真理,和隨后采取加權平均(根據(jù)重要性權重w)獲得MC的估計。金剛石是低于SFPOF的計算和詳細的單粒子,后來一個例子顯示了粒子濾波PDTA運行n = 3粒子組成。
記得,對于一個給定的飛行感興趣的變量是裂紋長度、a,斷裂韌性,kc,每飛行最大作用應力, σmax,歸一化應力強度,k/σ (這是一個確定性的函數(shù)裂紋長度)。注意假設裂紋擴展的程度在一個航班可以忽略不計。飛行中a,kc是已知的(如計算給定粒子)的情況下,失敗的概率,飛行很容易獲得,如下所示。注意,在這種分析粒子失敗有兩種方法:
l K>Kc
? 應力強度超過斷裂韌性
? 首選的失效模式
? 最大應力強度的值是飛行的興趣,所以經常寫成kc
l a>ac
? 裂紋長度超過臨界裂紋長度,ac
? 不可取的失效模式,因為這通常表示確定性損傷公差分析提供輸入是不完整的
? 這包括失效模式的必要性,因為輸入破壞公差分析表必須有一個終點,除了沒有k/σ提供數(shù)據(jù)
畢 業(yè) 設 計（論 文）大 綱
設計(論文)題目： 機翼機身對接結構數(shù)值分析
學生姓名：
?！ I(yè)：
所在學院：
指導教師：
職 稱：
摘要
第一章 本文研究目的
研究背景與研究目的、飛機的發(fā)展歷程簡介
第二章 機翼機身鏈接形式設計構思
機翼與機身的連接形式.、連接件的設計構思、連接件的受力特性分析
第三章 飛機型號選型
結構簡介、機翼的分析模型設計。機身結構、連接件的設計
利用ansys軟件有限元的分析與網格劃分，計算結果分析
第四章 產品結構方案優(yōu)化
接頭結構設計優(yōu)化，安全系數(shù)確認原則，接頭載荷的確認，結構參數(shù)的分析與影響，優(yōu)化分案的有限元分析。
第五章 改進型方案設計
橫梁與機身連接件結構設計，改進方案結構尺寸設計，改進方案的有限元應力分析，優(yōu)化結構設計與改進結構產品方案對比分析
第六章 本文的總結與未來展望
第七章 參考文獻
第八章 致謝
畢 業(yè) 設 計（論 文）
題 目： 飛機機翼機身對接結構設計及分析
學生姓名
二級學院
班 級
提交日期
目錄
目錄
摘 要 III
Abstract IV
1 緒論 1
1.1工程背景與研究目的和意義 1
1.2本文主要的研究內容 3
2 飛機機身機翼對接結構形式 5
2.1機翼機身的對接設計 5
2.2機身側邊對接時機身的結構設計和對接接頭形式 5
2.3有中央翼通過時機翼機身的對接設計 8
2.4變后掠機翼機身對接 11
3 基于catia軟件對機身機翼對接結構三維建模 12
3.1計算機輔助軟件catia介紹 12
3.2 機身機翼對接結構三維模型建立 12
3.2.1用CATIA軟件對機身機翼對接結構進行建模 12
3.2.2計算機輔助設計模型簡單分析 13
4 基于ansys軟件對機身機翼對接結構進行有限元分析 16
4.1計算機輔助工程軟件ANSYS介紹 16
4.2機身機翼對接結構有限元分析 16
4.2.1前處理 16
4.2.2材料參數(shù)設置 17
4.2.3網格劃分 19
4.2.4邊界條件設定及加載 21
4.2.5機身機翼對接結構ansys后處理 22
5 結論與體會 28
5.1結論 28
5.2體會 28
參考文獻 29
致謝 30
II
機翼機身對接結構數(shù)值分析
摘 要
隨著科技發(fā)展和社會進步，飛機行業(yè)的發(fā)展逐年遞增，隨著行業(yè)的發(fā)展，對飛機設計的研究也逐步加深。機翼是飛機重要組成部分，機翼機身對接也是目前比較重要的研究課題，這個環(huán)節(jié)在整個飛機設計中起到關鍵作用，其設計的好壞嚴重關系到飛機飛行性能和飛行安全，本文首先詳細的介紹了飛機機翼機身對接結構及受力特點，然后應用catia軟件對其進行了三維模型建模，最后應用ansys軟件進行了有限元建模及分析，結果顯示最大等效應力和變形量滿足工程應用要求。
因為本次論文中建模軟件catia和有限元分析軟件ansys的使用，所以能夠使我們對機身機翼對接結構的模型和機翼的變形量以及受力分析有了更加直觀的認識及了解。
關鍵字：機身機翼對接接頭、三維建模、有限元分析
Numerical analysis of wing fuselage docking structure
Abstract
Science and technology development, social progress, the development of the aircraft industry is increasing year by year, with the development of the industry, the research on aircraft design is gradually deepening. Wing is one of the important parts of aircraft, wing fuselage connection is currently more important research topic, this link in the aircraft design to a key role, its design is good or bad, seriously relationship to aircraft flight performance and flight safety. Firstly, this paper detailed introduced flying wing aircraft fuselage connection structure and mechanical characteristics, and application software of CATIA three-dimensional modeling of the, finally the application of ANSYS software of finite element modeling and analysis, results show that the maximum equivalent should force and deformation meet the requirements of engineering applications.
Because the use of the modeling software CATIA and finite element analysis software ANSYS, so to enable us to fuselage wing docking structure model and wing deformation and stress analysis with more intuitive understanding and the understanding.
Key words: fuselage wing butt joint, 3D modeling, finite element analysis
第1章 緒論
1 緒論
1.1工程背景與研究目的和意義
19世紀50年代法國的吉法德進行一項研究并且成功的發(fā)明了飛機的前身—軟式飛艇。
通過之后的實踐證明軟式飛艇還是有問題的。后來就在想從的氣囊的里面進行穩(wěn)固這就發(fā)展成了半硬式飛艇。幾年后，又有一位聰明的愛好者用木質材料制作了一個外部支架，同時將氣囊綁在支架內，以此保證外部結構不變形，這就是硬式飛艇。這類的硬式飛艇利于飛艇的運輸。到了19世紀80年代德國的兩位工程師一起發(fā)明了一個機器—汽油發(fā)動機。
多年以后，一位名叫齊柏林的創(chuàng)造出了當時最新型的飛艇，我們稱之為硬式飛艇。這類飛艇的氣囊外形不僅美觀實用而且還被非常好的固定同時又用了當時非常先進的動力源。20世紀齊柏林駕駛著他創(chuàng)造出的硬式飛艇成功的完成了試飛，在世界上引起了極大的轟動。20世紀初，一種新型并且非常實用的飛艇被法國的一對兄弟創(chuàng)造了出來。這類飛艇在第一次試飛時就飛躍了61公里，在飛艇的進程上完成了重要的跨越。
從此之后，飛艇進入了快速發(fā)展的時期，不僅在交通運輸上占一定地位而且在軍事方面也得到了廣泛應用比如：英、德、蘇等強國相繼組建了一支支飛艇部隊并且投入到了實戰(zhàn)中還獲得了極大的成功。例如：在20世紀初的意土戰(zhàn)爭中意大利率先派出了軍用飛艇進行偵察了與最轟炸，最后土耳其戰(zhàn)敗意大利獲得了勝利；20世紀初期，德國派出了飛艇對法國的重要城市列日進行了大規(guī)模的轟炸最后法國戰(zhàn)敗德國取得了勝利；一年以后，在第二次世界大戰(zhàn)中德國又出動飛艇對當時的強國英國倫敦進行了轟炸造成了多人傷亡，并且毀壞了大量的建筑。
在運輸方面，德國于20世紀初在法蘭克福與杜塞爾多夫之間建立了一條定期飛艇空中航線。正是因為飛艇的發(fā)展才有了后來萊特兄弟發(fā)明的飛機。
飛機的快速發(fā)展幾乎是由美國、蘇聯(lián)帶著發(fā)展，核心技術掌握的內容各不相同，行業(yè)的競爭僅僅局限在兩國軍事上的競爭，促進了翼身融合、自適應機翼、一體化設計等一系列先進航空技術的產生和發(fā)展。當然在機翼結構布局和機身機翼對接設計等許多方面也各持不同的方式比如：
（1）在結構上美國采用多墻厚蒙皮結構而蘇聯(lián)多采用的是多長桁、多肋梁式的結構；
（2）美式連接接頭處交點數(shù)多于蘇聯(lián)，蘇聯(lián)的傳力比美式更加集中；
（3）美國在飛機機翼機身的對接螺栓的放置上多采用的水平放置方式； 而蘇聯(lián)多采用豎直的放置方式；
（4）美國式飛機的對接接頭與蘇聯(lián)相比不笨重， 能夠減少加工時間， 減少材料的浪費， 而且工藝性較好；
（5）蘇聯(lián)設計時由于接頭少的原因而造成連接結構的傳力大，因此對加工有很高要求； 而美國飛機在這個地方的要求沒有那么嚴格；
（6）蘇聯(lián)在機身機翼接頭設計上比美國更加重視綜合性能的設計，而美國比蘇聯(lián)的飛機有更好的工藝性同時也更加便于維護。
對于薄翼，即相對厚度小于0.45時，沒事飛機的結構布局比較合理，對于降低結構設計重量、改善工藝、減少裝配難度、提高互換性和飛行的安全性都有著較大的優(yōu)勢。蘇聯(lián)后續(xù)的飛機在結構設計中不斷地吸收美式飛機優(yōu)點的現(xiàn)象日趨明顯。
我國的早起飛機都是按靜強度設計的，對結構受力的關鍵件普遍采用高強度鋼材料。高強度鋼具有斷裂韌性底、裂紋礦長速率大的特性，從而使得結構抗疲勞斷裂能力差。就機翼機身對接接頭而言，機翼梁架勢布局導致結構傳力相當集中，為減輕結構重量，提高飛行性能，選用的材料必須是高強度鋼，但總體結構布局和氣動外形又不允許接頭結構有大的改變，也正是因為國外在機身機翼對接結構的設計上積累了大量的經驗，通過對他們的連接結構等各方面進行分析，所以對中國飛機的設計研究帶來重要的意義，同時促進了我國飛機的發(fā)展。
隨著時代的發(fā)展，飛機不止應用于運輸和軍事，越來越多的應用于我們的生活中。不管是戰(zhàn)爭時代的戰(zhàn)機還是今天的載客客機，機身機翼結構的可靠性一直是飛機研發(fā)的重點，在早期的飛機設計中由于飛機速度低，機動過載小，結構疲勞問題不是主要的，為保證飛機結構的安全可靠，一般憑經驗規(guī)定一個安全系數(shù)，用這個安全系數(shù)乘以使用彩盒得到的設計載荷，以此載荷進行結構應力分析和試驗，并規(guī)定結構強度不得低于結構的實際工作應力。這種對結構靜強度進行計算分析的方法一直沿用到今天，通過幾十年的實踐的檢驗，證明了其可行性，但也漸漸暴露出了一些弊端。實際上無論是外載荷還是結構強度都存在著一個散布度，安全系數(shù)應當反映結構的可靠度，不同結構、同一結構不同部位的完全系數(shù)不同，由此結構可靠性安全系數(shù)得以產生和發(fā)展。隨著計算機的產生，越來越多的計算機輔助設計及計算機輔助分析相關內容被帶入了飛機行業(yè)的研發(fā)中，在當今社會，人們對科技的要求越來越高，對飛機的安全性越來越重視，那么利用計算機輔助完成飛機分析就變得更有意義。
將尾翼、起落架、機翼等多種零件通過各種連接接頭拼成的一個完整的整體，這個整體就是機身。在所有連接設計中，機翼機身的連接設計在整個飛機連接設計中都有著舉足輕重的地位。這是由于在機冀與機身的對接構件不僅互相之間有連接關系同時還和其他部位的許多構件存在連接關系，所以這些結構的情況比較復雜同時還因為有多重傳力路線所以很難得到準確同時完整的結果，且在構件中的一些連接部位與連接元件比較容易疲勞開裂。因此，設計時要考慮到連接部位的受力合理：在制造、裝配等各方面的工藝性好同時便于檢測和維護，除了保證強度外，關鍵件的耐久性的設計還必須到達必要的具體指標，同時盡量減輕結構的重量。為此與設計有關的各關方面都需要隨時進行協(xié)商與探討，以達到最滿意的效果。連接設計包括以下內容：接頭的位置、接頭的配合間隙與容差、接頭的構造形式等。對所有的方案必須是準確且經過充分的計算的，對關鍵件要重點比較以及必要的可靠性分析來完成的試驗。本文采用實體三維建模和有限元方法，對飛機的機翼在建模軟件CATIA和有限元分析軟件ANSYS下計算結果進行了評價，而CATIA和ANSYS在各項領域發(fā)揮著至重要的作用，正是因為這次畢設，才有幸接觸到這兩個非常重要的軟件并且能夠熟練的運用這兩個軟件，相信在未來的學習 以及工作中都能運用到，能在其他一般的畢業(yè)生中脫穎而出。
1.2本文主要的研究內容
本次設計的課題是飛機的機翼機身對接結構的設計及分析，主要目的是讓我提高自身的學習能力，拓寬我們學習的視野，不僅僅把目光停留在課本上，還要結合實踐，能夠自己查閱各類書籍和相關知識并運用到設計中去。通過這次的畢設認識到了自己在知識儲備上的不足，在今后的學習及工作中還需要多多學習各方面的知識，當然這不僅是僅僅局限在書本上，還需要結合實際，只有這樣才能更好的提升自己。
本文研究的主要內容是飛機機身機翼對接結構的設計及分析，因此我會對本課題的發(fā)展做一個全面的查詢，并對本課題的研究的意義以及對飛機機翼機身對接結構進行簡單的介紹，讓我們對本課題有一個基本的認識。再使用CATIA軟件進行三維建模，最后使用ANSYS軟件對該模型進行有限元分析，得出結論。
簡單來說，本文的主要研究內容是：
第1章 工程背景以及研究目的
第2章 了解機身機翼對接形式
第3章 使用CATIA軟件對飛機機身機翼對接結構的進行三維建模
第4章 對三維模型用有限元軟件ANSYS進行有限元分析
第5章 對用ANSYS軟件分析出來的結果進行分析并得出結論
30
第2章 飛機機身機翼對接結構形式
2 飛機機身機翼對接結構形式
2.1機翼機身的對接設計
機翼與機身的對接形式如圖2.1所示，機翼與機身的對接可分為有機翼通過機身與左機翼連于機身和機翼通過機身與右機翼連于機身兩種形式；在機翼通過時又分為整個中央翼翼盒通過或只有幾根翼梁通過兩種。
圖2.1機翼機身對接機構
2.2機身側邊對接時機身的結構設計和對接接頭形式
（1）接頭數(shù)量
圖2.2所示為殲-7機翼與機身是通過多個個接頭連接：前梁、主梁、油箱隔板梁等多個連接結構連接而成。
（2）接頭設計
為傳遞力一般可安排一個接頭傳遞給機身，如圖2.3，圖2.4為幾個帶有固接接頭的加強框，圖2.5中兩架飛機，由于機翼機身要圓滑過渡，因此對接框在連接處的高度可大于機翼腹板的原有高度，所以此對接框會比較輕。
圖2.2殲-7 機翼與機身的連接
圖2.3 后掠機翼梁的連接
圖2.4 機身加強框上有固接接頭
圖2.5 薄翼與機身對接情況
（3）機翼在機身側邊連接時的接頭形式
圖2.6為機翼在機身側邊連接時的幾種接頭形式，圖2.6(a)所示的耳片垂直、螺栓水平放置的接頭在傳剪力、彎矩時螺栓均為受剪，對提高連接件的疲勞強度有利，在很多低速、小飛機上常采用這種形式，圖2.6(b)為水平耳片連接，螺栓垂直放置；在圖2.2中的接頭II是上述耳片接頭(b)、(e)的綜合，傳彎、剪時螺栓均受剪，且因傳剪時耳片不需受局部彎曲、增大接頭有效間距；但在加工與裝配方面比較困難；圖2.6(c)中的接頭，耳片帶斜度；圖2.6(d)中的螺樁式連接是F-104的機翼—機身對接接頭，在對接框上伸出4個水平螺柱；圖2.6(f)，(g)均為傳遞剪力的鉸接接頭。
圖2.6連接接頭的幾種形式
2.3有中央翼通過時機翼機身的對接設計
(1)機冀和機身框各自獨立時的對接
從原則上說帶中央翼的機翼靠四個鉸接接頭就能將機翼的剪力、扭矩和反對稱彎矩傳給機身，圖2.7和圖2.8為機翼和機身各自獨立的連接。圖2.7為波音-707的翼身對接，機翼以嵌入形式插到前、后兩個對接框之間，通過四個空心銷將機翼前、后梁與框對接。圖2.8是銷典型的鉸接接頭，既簡單，又易于安裝。這種設計允許冀梁與框各自獨立變形，因此自由轉動的機翼在彎曲時對框的影響與作用在框上的增壓載荷和地板梁的撓曲對框—地板梁接頭而育，其載荷是相加的；x方向的載荷，如機翼阻力、發(fā)動機推力主要通過機身下方的機身龍骨梁傳給機身，龍骨梁上的柔性板能在機翼彎曲時承受彎曲引起的力，該龍骨梁也作為機身下部開口處的重要受力構件，此外中央翼盒上方的地板縱梁以及側肋的上緣條與機身側壁的連接也是x向力的輔助傳力路線。
圖2.7機身機翼連接
圖2.8空心銷結構及其示意圖
圖2.9(a)為HSl25飛機的翼—身對接，圖2.9(b)則通過四個角盒與框連，圖2.9中與框連接的接頭(連桿或角直)只能侍遞框平面內的力，因此基本上也屬鉸接接頭。
圖2.9機翼機身對接
（2）中央翼梁與機身對接框為整體結構
圖2.10(a)所示為波音-737、波音-747的對接框設計，由于機翼撓曲和地板梁(位于地板與機翼上表面之間的縱向布置的構件)的影響，有可能使框變形過大(圖2.11)。(圖2.10(b)為另一種中央翼梁—機身的整體結構。機翼—機身的對接形式很多，圖2.12還提供了幾種例子供參考。
圖2.10 機翼梁和框做成整體
圖2.11 波音-737 飛機機翼與機身隔框的連接方案
圖2.12中央機翼機身對接的幾種形式
2.4變后掠機翼機身對接
變后掠機翼的外翼通過樞軸與中央翼盒連接，中央冀盒與機身連接。圖2.13所示為翼-身融合體設計，中央翼也即是機身結構的一部分(如B-l轟炸機)，樞軸可用單剪切銷于，此時需用全高度的垂直銷子來平衡從外翼突耳上傳來的機真彎矩(如圖2.13(b))，也可采用雙剪切銷子，分成上、下兩組傳遞彎矩，采用上、下兩個短銷子的形式。
圖2.13變后掠機翼機身連接
上面所述為機身機翼對接機構形式介紹，也是目前各個飛機研發(fā)中心采用的主要設計形式。接下來就將使用計算機輔助軟件catia進行三維建模。
第3章 基于catia軟件對機身機翼對接結構三維建模
3 基于catia軟件對機身機翼對接結構三維建模
3.1計算機輔助軟件catia介紹
CATIA是法國達索公司的產品開發(fā)旗艦解決方案。作為PLM協(xié)同解決方案的一個重要組成部分，它可以幫助制造廠商設計他們未來的產品，并支持從項目前階段、具體的設計、分析、模擬、組裝到維護在內的全部工業(yè)設計流程。
3.2 機身機翼對接結構三維模型建立
基于第二章對機身機翼對接結構的研究，選擇下列一種通用接頭進行研究，通過CATIA對其進行三位CAD模型搭建，進一步研究結構特點及受力分析情況。
圖3.1耳片接頭結構形式
3.2.1用CATIA軟件對機身機翼對接結構進行建模
打開三維計算機輔助設計軟件CATIA，進入裝配設計模塊，分別針對相關結構進行模型建立，建立模型根據(jù)模型的特征進行原始模型簡化，通過工程可行性進行模型的初定，為結構的受力分析做基礎。
根據(jù)結構分析及軟件相關應用建立模型如下:
圖3.2機身機翼對接結構簡化模型
3.2.2計算機輔助設計模型簡單分析
根據(jù)機身機翼對接結構，我們將其分成幾部分進行研究，分別為機翼骨架、機翼連接結構、機身骨架、機身耳板、機身機翼連接銷幾部分，分別通過零件設計、裝配設計等模塊進行分別建模、裝配得到上面主模型，下面我們分別介紹每一部分圖形建模流程和相關操作，進一步認識計算機輔助設計軟件的三維應用。
1）機翼建模
根據(jù)軟件應用，進入CATIA零件設計模塊，選擇基準面進入草圖完成下列操作。
圖3.3機翼骨架設計草圖
退出草圖，拉伸相關實體，將實體進行修正和陣列等操作，完成整個框架的搭建，如圖3.4所示。
圖3.4機翼骨架CATIA模型
2）基于CATIA機身耳板簡化模型
新建零件設計，并進入零件設計模型，根據(jù)已有機翼模型進行機身耳板簡化模型建立，模型如圖3.5所示。
圖3.5機身耳板CATIA模型
3）基于CATIA機身機翼連接銷簡化模型
新建零件設計，并進入零件設計模型，根據(jù)已有機翼機身對接結構模型進行連接銷簡化模型建立，模型如圖3.6所示。
圖3.6機身機翼連接銷CATIA簡化模型
本章主要是利用計算機輔助設計軟件CATIA對機身機翼對接結構進行簡化模型建立，根據(jù)三維模型的搭建進一步了解了CATIA軟件，并對機身機翼對接結構有了進一步認識，更讓計算機輔助設計的流程牢牢掌握。本節(jié)內容為進一步對機身機翼對接結構分析提供了重要基礎。
第4章 基于ansys軟件對機身機翼對接結構進行有限元分析
4 基于ansys軟件對機身機翼對接結構進行有限元分析
科學技術的發(fā)展，讓虛擬現(xiàn)實技術得到進一步發(fā)展，也讓各個行業(yè)的設計研發(fā)工作得到了質的飛躍，航天航空在設計開發(fā)中主要應用ansys分析軟件對模型進行相關分析，本節(jié)將使用ansys軟件進行介紹并對機身機翼結構進行網格劃分及受力分析。
4.1計算機輔助工程軟件ANSYS介紹
ANSYS軟件是美國ANSYS公司研制的大型通用有限元分析（FEA）軟件，是世界范圍內增長最快的計算機輔助工程（CAE）軟件，能與多數(shù)計算機輔助設計（CAD，CATIA等）軟件接口，實現(xiàn)數(shù)據(jù)的共享和交換。是融結構、流體、電場、磁場、聲場分析于一體的大型通用有限元分析軟件。
ANSYS的作用：
a)增加設計功能，借助計算機分析計算，確保產品設計的合理性，減少設計成本；
b)縮短設計和分析的循環(huán)周期；
c)ANSYS分析起到的“虛擬樣機”作用在很大程度上替代了傳統(tǒng)設計中資源消耗極大的“物理樣機驗證設計”過程，虛擬樣機作用能預測產品在整個生命周期內的可靠性；
d)采用優(yōu)化設計，找出產品設計最佳方案，降低材料的消耗或成本；
e)在產品制造或工程施工前預先發(fā)現(xiàn)潛在的問題；
f)模擬各種試驗方案，減少試驗時間和經費；
g)進行機械事故分析，查找事故原因。
4.2機身機翼對接結構有限元分析
4.2.1前處理
根據(jù)課題需求，前處理模型的建立采用計算機輔助設計軟件CATIA進行三維建模，因此此次ansys前處理只需對其進行導入，結果如下：
圖4.1 ansys模型導入
4.2.2材料參數(shù)設置
進入ansys軟件，根據(jù)模型材料對其進行材料添加，添加材料如下
打開Engineering Data，添加材料，如下圖
圖4.2 添加材料
雙擊，進去后首先對機翼外層進行板厚設置為3mm，并設置材料為結構鋼。
圖4.3 對機翼外層進行板厚設置為3mm
對零件進行材料設置為結構鋼如下圖，
圖4.4 材料設置為結構鋼
對下圖零件進行材料設置為鋁合金。
圖4.5 材料設置為鋁合金
4.2.3網格劃分
根據(jù)數(shù)據(jù)結構，利用ansys的Model模塊進行網格劃分，過程如下，
1）設置網格劃分相關性為medium
圖4.6 設置網格劃分相關性為medium
2）插入單元尺寸控制，尺寸大小設置為50mm，并設置自動接觸半徑為60mm
圖4.7.1 插入單元尺寸控制，尺寸大小設置為50mm
圖4.7.2 設置自動接觸半徑為60mm
4.2.4邊界條件設定及加載
根據(jù)機身機翼對接結構模型進行邊界條件設定，分別設計相互接觸及固定等邊界，過程如下。
圖4.8 生成自動接觸對，對接觸進行設定
圖4.9 設置載荷和約束條件
4.2.5機身機翼對接結構ansys后處理
根據(jù)受力情況進行計算，得到下列分析結構
圖4.10等效應力云圖
圖4.11最大應力位置 局部視圖
由上圖可以清楚的看出最大等效應力為12.661mpa，位于機翼固定端處。
圖4.12等效應變云圖
圖4.13變形云圖
圖4.14最大變形 局部視圖
從上面的幾張圖中可以看出最大變形處為上圖所示位置且最大值為1.6291mpa。
插入結果查看路徑得到應力云圖和曲線圖過程如下
圖4.14.1插入結果查看路徑
圖4.14.2插入結果查看路徑
圖4.15該路徑下的等效應力云圖
圖4.16該路徑下的等效應力曲線圖
在該路徑下的最大應力處如圖4.15所示Max處，且最大值為1.6482mp。
本章主要是利用計算機輔助有限元分析軟件ANSYS對機身機翼對接結構的模型進行有限元分析，根據(jù)分析的步驟進一步了解了ANSYS軟件，并對機身機翼對接結構有了更深的認識，更讓計算機輔助有限元分析的流程牢牢掌握，同時也很直觀的所受應力的大小以及受到最大的力的位置。本章內容為下一章對機身機翼對接結構分析的結果進行分析并得出結論打下了基礎。
5 結論與體會
5.1結論
本文通過計算機輔助設計及計算機輔助分析軟件綜合的應用，在caita軟件三維建模的基礎上，應用ansys軟件對其進行了有限元建模及分析，結果顯示機翼出最大等效應力為12.661mpa，位于機翼固定端處；最大變形處為機翼中部偏外的位置且最大值為1.6291mpa，最后插入結果查看路徑中應力最大值為1.6482mpa，滿足工程應用。另外，根據(jù)分析結果，為進一步結構加強和優(yōu)化布局提供數(shù)據(jù)參考。
5.2體會
通過學習CATIA和ANSYS軟件，對所選擇的結構進行建模并對其進行有限元分析，鍛煉了自己運用CATIA和ANSYS軟件的能力，也使得機身機翼連接件能夠以數(shù)據(jù)和圖片的的形式地呈現(xiàn)在我們眼前，讓我們更加清晰的了解和認識機身機翼的連接結構。同時通過這次畢業(yè)設計讓我學習到了以前沒學過的知識和軟件，加強了我對專業(yè)知識的了解，也拓寬了我的學習視線，認識到了學校教的并不是這個專業(yè)的全部，在這個專業(yè)中還有很大空間可以讓我們自己去學習和提升，當然不僅僅是本專業(yè)的知識，還要緊跟科技的腳步，學會各類與本專業(yè)有關的軟件，只有這樣才能在工作中脫穎而出。
致謝
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[12]羅毅，黃培彥，劉文珽.裂紋擴展壽命安全可靠性分析模型研究[J].北京航空航天大學學報，2002,28（1）：113-115
致謝
經過長時間的努力，我查閱了很多資料，也根據(jù)老師的要求完成了最初制定的所有的任務。這次畢業(yè)設計凝聚了了我還有我的老師的心血，在這里我要先感謝我的指導老師王芳麗老師對我的耐心地教導，平時我一有什么地方有疑問就會去找老師，老師也會十分耐心地教我，同時給我許多建議。正是在老師的不厭其煩的教導下我才能順利將一步一步地將畢業(yè)設計完成。
另外通過本次的畢設我還學習了CATIA和ANSYS軟件，學習了怎么運用CATIA畫圖，然后使用ANSYS對模型進行有限元分析。雖然一開始我對機身機翼連接結構不是很熟悉，但是我在不斷學習過程中和老師耐心的教導中學會了以前沒有接觸過的東西。通過這次畢業(yè)設計，讓我能夠更加深入地了解飛機的機身機翼對接結構，也讓我的學習能力得到了提高，這也是這次畢業(yè)設計帶給我的收獲。